DE69330018T2

DE69330018T2 - Wärmebehandlung und verfahren zum reparieren eines superlegierungskörpers auf kobalt-basis

Info

Publication number: DE69330018T2
Application number: DE69330018T
Authority: DE
Inventors: S. Kurpaska; Norman Pietruska
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1992-05-06
Filing date: 1993-05-06
Publication date: 2001-06-21
Anticipated expiration: 2013-05-07
Also published as: EP0593736B1; US5549767A; EP0593736A1; ATE199671T1; DE69330018D1; JPH07500539A; WO1993022097A1; JP3032295B2; US5922150A; US5741378A

Description

Die gegenwärtige Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Reparieren von Fehlerstehlen in einer Superlegierungsgasturbinenmotorenkomponente auf Cobaltbasis, wobei die Superlegierung auf Cobaltbasis Carbide enthält und eine Carbidlöslichkeitstemperatur hat.
Auf Cobalt basierende Superlegierungen werden für verschiedene Komponenten in Gasturbinenmotoren verwendet, wobei die Komponenten hohen Temperaturen und Drucken für ausgedehnte Zeitdauern ausgesetzt werden. Eine typische Anwendung sind die Hochdruckturbinenflügel, wo die Temperatur der Komponente auf etwa 1093ºC (2000ºF) steigen kann. Unter diesen Bedingungen wird von der Komponente erwartet, daß sie ihre Form und Stärke lange genug zurückhält, ökonomischen Betrieb des Motors ohne ungebührlich häufige Dienst- oder Austauschanforderungen zur Verfügung zu stellen.
Typischerweise sind Superlegierungskomponenten auf Cobalt- Basis durch Präzisionsgießen hergestellt worden, welches eine beinahe netzförmge Komponente liefert, die nur minimale Verarbeitungsvorgänge benötigt, Endkonfiguration zu erreichen. Um zusätzlichen Schutz für das Material vor den hohen Temperaturen und korrosiven Umgebung aufgrund von Verbrennungsverfahren zu liefern, wird ein Schutzüberzug gebräuchlicherweise angewendet. Komponenten mit angemessenen Eigenschaften für die gewünschten Anwendungen sind erfolgreich mit keiner anderen Hitzebehandlung als dem Heizzyklus, erduldet als Teil des Überzugsverfahrens, welches wirksam eine Fällungshitzebehandlung des wie gegossenen Materials ist, hergestellt worden.
Nach ausgedehntem Dienst erleiden einige dieser Komponenten Schaden aufgrund von Erosion, thermisch mechanischem Ermüdungsinduziertem Rißbilden, hervorgerufen duch häufiges im Kreislauf führen zwischen Umgebungs- und Betriebstemperaturen, oder Kriechen, welches bewirkt, daß die Tragflügel sich beugen oder die Plattformen sich von ihren ursprünglichen Positionen wegdrehen, mit einer sich ergebenden Änderung in den Betriebseigenschaften der Flügel. Ein Verfahren zur Reparatur dieses Schadens, welches sich als erfolgreich erwiesen hat, zieht die Verwendung einer Mischung von Pulvern nach sich, bei denen eines der Puler bei einer Temperatur niedriger als der Schmelzpunkt der beschädigten Komponente schmilzt und sich dann isothermisch durch die Diffusion eines Schmelzpunktdrückmittels in das Material der beschädigten Komponente verfestigt. Siehe beispielsweise US-A-4 008 844, erteilt Paulonis et al., und US-A-4 726 101, erteilt Draghi et al., beide übliche Bevollmächtigte bei der gegenwärtigen Erfindung. Die Temperatur, der die Komponente während des Reparaturzyklus ausgesetzt ist, beträgt typischerweise 1121ºC- 1177ºC (2050-2150ºF).
Die WO 92/0321 beschreibt ein Verfahren zum Reparieren von metallischen oder Legierungsartikeln, umfassend mechanisches Säubern des Reparaturbereichs unter Entfernen von Oxiden und Fehlerstellen, Aufbringen eines metallischen Pulvers unter Füllen des Reparaturbereichs, Erhitzen der Reparatur unter Bewirken von teilweisem Festzustandssintern des metallischen Pulvers, Aufbringen einer Schicht von Legierung mit einem Schmelzpunkt niedriger als das metallische Pulver, und die Artikel werden repariert, Erhitzen der Reparatur unter Bewirken von Schmelzen der niedig schmelzenden Legierung und Flüsigphasensintern des metallischen Pulvers bei einer Temperatur, bei der die Artikel repariert werden, und das metallische Pulver verbleibt fest.
Die EP-A-0 024 142 beschreibt ein Verfahren zum Reparieren eines Risses in einem Superlegierungsartikel, umfassend Füllen einer Aushöhlung mit einer Hartlötmischung, bestehend aus einem ersten Teil mit der Zusammensetzung des Superlegierungsartikels und einem zweiten Teil, umfassend ein Hartlötmaterial, enthaltend ein Schmelzpunktdrückmittel. Die Mischung wird auf eine erste Temperatur erhitzt. Sie bewirkt, daß die Mischung schmilzt, aber geringer als die Schmelztemperatur der Superlegierung ist, und danach wird die Schmelze einer zweiten Temperatur nahe der ersten Temperatur ausgesetzt, was Diffusion des Schmelzpunktdrückmittels aus der Schmelze in die Aushöhlwand bewirkt und somit Verfestigung der Schmelze erzeugt.
Es ist demgemäß eine Aufgabe der gegenwärtigen Erfindung, ein Reparaturverfahren für Superlegierungsgasturbinenmotorkomponenten auf Cobaltbasis zur Verfügung zu stellen, welches verbesserte mechanische Eigenschaften im Vergleich zu dem Reparaturverfahren des Standes der Technik liefert, insbesondere die 1% Kriechlebensdauer bei Motorbetriebstemperaturen.
Gemäß der gegenwärtigen Erfindung umfaßt das Reparaturverfahren bei Gasturbinenmotorkomponenten Reinigen in einer Wasserstoffatmosphäre bei erhöhter Temperatur unter Entfernen von Oxiden, Aufbringen einer Pulvermischung, die besteht aus einem ersten Pulver mit der gleichen allgemeinen Zusammensetzung wie die Komponente, und einem zweiten Pulver mit der gleichen Grundzusammensetzung und zusätzlich ein Schmelzpunktdrückmittel enthaltend, auf die Komponente, Erhitzen auf eine Temperatur, bei der das zweite Pulver schmilzt, und Halten bei dieser Temperatur, bis das Schmelzpunktdrückmittel in das Substrat diffundiert, und das geschmolzene Pulver sich verfestigt. Das Pulver wird geschmolzen und isotherm diffundiert bei 1232ºC-1260ºC (2250ºF bis 2300ºF) im Vakuum oder inerter Atmosphäre, welches oberhalb der Carbidlöslichkeitstemperatur für die Legierung ist, ein bis 12 Stunden lang, gefolgt von einer Überzugsanwendung und Diffusionszyklus, typischerweise in einer Argonatmosphäre bei 1074ºC (1965ºF) 24 Stunden lang oder 1080ºC (1975ºF) vier Stunden lang. Die Verwendung dieses Verfahrens ermöglicht das Füllen von Löchern bis zu einem Durchmesser von 1,27 mm (0,050") und Rissen bis zu 1,0 mm (0,040"), welches beträchtlich größer als im Stand der Technik ist, wie in US-A-4 830 934 von Ferrigno et al. bewiesen.
Die Hitzebehandlung umfaßt Erhitzen bei einer Temperatur oberhalb der Legierungscarbidlöslichkeitstemperatur für eine Dauer von einer bis 12 Stunden unter Lösen der Komplexcarbide. Dieses wird typischerweise im Temperaturbereich von 1232ºC- 1260ºC (2250-2300ºF) durchgeführt. Eine Fällungshitzebehandlung wird dann bei 1074ºC (1965ºF) etwa 24 Stunden lang oder bei 1080ºC (1975ºF) etwa vier Stunden lang durchgeführt. Dieses verbessert die 1% Kriechlebensdauer des Materials um annähernd 700% bei 982ºC (1800ºF) und um annähernd 200% bei 1093ºC (2000ºF) im Vergleich zu dem wie gegossenen Material mit einer 1074ºC (1965ºF) oder 1080ºC (1975ºF) Fällungsbehandlung.
Die vorhergehenden und andere Merkmale und Vorteile der gegenwärtigen Erfindung werden aus der folgenden Beschreibung und Begleitzeichnungen offenkundiger.
Fig. 1 ist eine graphische Darstellung, die die 1% Kriechlebensdauer für MAR-M 509 für verschiedene Verarbeitungsbedingungen zeigt.
Fig. 2 ist eine graphische Darstellung, die die Zeitbruchdehnung für MAR-M 509 für verschiedene Verarbeitungsbedingungen zeigt.
Fig. 3 ist ein 20X Mikrobild der reparierten kühlenden Löcher in einem MAR-M 509 Turbinenflügel, mit dem Reparaturpulver plaziert über den Löchern in dem Flügel.
Fig. 4 ist ein 20X Mikrobild der reparierten kühlenden Löcher in einem MAR-M 509 Turbinenflügel, mit dem Reparaturpulver gepackt in die Löcher vor Schmelzen und isothermer Diffusion.
Fig. 5 ist ein 50X Mikrobild eines reparierten Risses in einem MAR-M 509 Turbinenflügel, mit dem Reparaturpulver plaziert über dem Riß vor Schmelzen und isothermer Diffusion.
Fig. 6 ist ein 50X Mikrobild eines reparierten Blindrisses in einem MAR-M 509 Turbinenflügel, mit dem Reparaturpulver plaziert über dem Riß vor Schmelzen und isothermer Diffusion.
Die Verwendung von Superlegierungen auf Cobaltbasis für bestimmte Anwendungen in einem Gasturbinenmotor ist hoch wünschenswert, weil das Material gute mechanische Eigenschaften und eine beträchtliche Beständigkeit gegenüber korrosiver Umgebung hat, die inhärent in Beziehung zu den Verbrennungsverfahren, die in dem Motor auftreten, steht.
Jedoch sind die Betriebsbedingungen ausreichend streng, daß das Material zusätzlichen Schutz in der Form eines Schutzüberzugs erfordert, wodurch die benötigte Dientslebenszeit geliefert wird.
Für eine Anwendung, wie beispielsweise ein erste Stufen Turbinenflügel in einem Gasturbinenmotor, wird die Komponente gebildet durch Genauguß, gefolgt von einer minimalen Menge von Formgeben, wodurch kritische Dimensionen innerhalb der benötigten Toleranzen gebracht werden. Der aufgebrachte Überzug ist typischerweise von dem MCrAlY Typ, wobei M ausgewählt ist aus der Gruppe, bestehend aus Eisen, Nickel, Cobalt und bestimmten Mischungen davon, oder von dem Diffusionsaluminidtyp. Eine typische Anwendung des Überziehens umfaßt die Stufen des Aufbringens des Überzugmaterials auf die Oberfläche der Komponente, entweder in dem wie gegossenen Zustand oder mit einer zuvor aufgebrachten Lösungshitzebehandlung, und Erhitzen für entweder vier Stunden bei 1080ºC (1975ºF) für den MCrAIY Typ Überzug oder für 24 Stunden bei 1074ºC (1965ºF) für den Diffusionsaluminidtypüberzug, wodurch die Überzugsschicht in das Substratmaterial diffundiert wird. Diese Diffusionsstufe wirkt wirksam als eine Fällungshärtungsstufe für das Substratcobaltbasismaterial, in dem M&sub2;&sub3;C&sub6; Carbidverbindungen, wo M typischerweise Cr ist, gebildet werden und um die eutektischen Phasen, die in den interdendritischen Regionen angeordnet sind, verteilt werden.
Die sich ergebenden Komponenten haben mechanische Eigenschaften, wie beispielsweise 1% Kriechlebensdauer bei 982ºC (1800ºF) und 79,3 MPa (11,5 ksi), basierend auf einer 4- Stunden Hitzebehandlung bei 1080ºC (1975ºF) einer wie gegossenen Probe, welche zufriedenstellend für die beabsichtigten Anwendungen sind. Ähnlich behandelte Proben dienten als die Basis für Vergleich bei allem Testen für diese Erfindung.
Nach einer beträchtlichen Dienstlebensdauer erfahren diese Komponenten häufig schädliche Wirkungen, typischerweise in der Form von Erosion, thermischem mechanischem Ermüdungsinduziertem Rißbilden aufgrund des bei normalem Betrieb eines Motors angetroffenen Temperaturkreislaufführens oder Kriechens aufgrund der ausgedehnten Aussetzungszeit bei erhöhten Temperaturen.
Das Verfahren zum Reparieren von Fehlerstellen in einer Superlegierungsgasturbinenmotorkomponente auf Cobaltbasis der gegenwärtigen Erfindung ist in Anspruch 1 beschrieben.
Gemäß der vorliegenden Erfindung sind Verfahren entwickelt worden, diese abgenutzten Komponenten zu reparieren durch Hinzufügen von Material von im wesentlichen der Zusammensetzung der Cobaltbasislegierung zum Wiederaufbauen der erodierten Bereiche der Komponente oder zum Auffüllen der gebildeten Risse, wie zuvor diskutiert. Vor dem Hinzugeben von Material wird die Komponente gereinigt, typischerweise in einer Kombination von Vakuum und Wasserstoffatmosphärenzyklen unter Entfernen von Oxiden. Es ist als ein Teil dieser Arbeit bestimmt worden, daß eine Wasserstoffbehandlung bei 1177ºC- 1260ºC (2150-2300ºF) für ein bis vier Stunden ausreichend ist, die an dem Boden von Rissen, gebildet in Motorlaufkomponenten, gebildeten Oxide zu entfernen.
Das hinzugefügte Material ist in der Form einer Pulvermischung, deren Gesamtzusammensetzung ähnlich zu derjenigen der Komponente ist. Wie zuvor diskutiert, enthält ein Teil dieses Pulvers ein Schmelzpunktdrückmittel, so daß dieser Teil bei einer Temperatur unterhalb des Schmelzpunktes des Komponentenmaterials schmilzt, sich aber dann verfestigt, wenn das Schmelzpunktdrückmittel in das Komponentenmaterial diffundiert:
Die Diffusionsstufe dieses Reparaturverfahrens des Standes der Technik wird typischerweise bei 1149ºC (2100ºF) durchgeführt und ist wirksam eine Carbidfällungsstufe bei einer höheren Temperatur als dem Überzugszyklus des ursprünglichen Herstellungsverfahrens. Das Reparaturverfahren ist vollständig in US-A-4 008 844, wie zuvor diskutiert, beschrieben. Die höhere Temperaturheizbehandlung führt sowohl zu einer feinen Dispersion wie einer azirkulären Fällung von M&sub2;&sub3;C&sub6; Carbiden sowohl rund um die feinen wie groben eutektischen Phasen, angeordnet in den interdendritischen Regionen.
Um geeigneterweise reparierte Komponenten zu liefern, wurde es gewünscht, ein Reparaturverfahren zu begründen, welches Carbidfällung minimieren und Kriecheigenschaften beser als diejenigen in dem Reparaturverfahren des Standes der Technik zur Verfügung stellen würde, während die anderen Egenschaften bei Spiegeln aufrechterhalten werden, die mindestens so gut sind, wie in dem Verfahren des Standes der Technik erzielt.
Übermäßige experimentelle Arbeit unter Verwenden verschiedener Pulverzusammensetzungen und Pulverschmelz- und Diffusionstemperaturen führte zu einer Verfahrensfolge, welche sowohl verbesserte 1% Kriechlebensdauer wie andere mechanische Eigenschaften lieferte, die entweder äquivalent zu oder besser als diejenigen sind, die erzielt werden unter Verwenden des Reparaturverfahrens des Standes der Technik.
Es wurde bestimmt, daß ein Reparaturverfahren, welches die Verwendung einer Pulvermischung, enthaltend 50-60% Substratlegierungspulver und 40-50% Pulver mit niedrigem Schmelzpunkt mit einer Zusammensetzung, bezogen auf das Gewicht, von annähernd 19% Cr, 17% Ni, 8% Si, 4% W, 0,8% B, 0,4% C, Rest Co (AMS 4783) bei einer Temperatur zwischen 1232ºC-1260ºC (2250ºF-2300ºF) für ein bis 12 Stunden in entweder Vakuum oder einer inerten Atmosphäre, gefolgt von Kühlen bei 20ºC/Min (35ºF/Minute) oder größer, einschloß, ein zufriedenstellendes Mittel zum Auffüllen eines Risses oder Loches in dem Substratmaterial oder Hinzugeben von Material zu einer erodierten Oberfläche lieferte.
Das Verfahren der gegenwärtigen Erfindung kann besser durch Bezugnahme auf die folgenden veranschaulichenden Beispiele verstanden werden.
BEISPIEL 1 (bildet nicht Teil der Erfindung) Testproben von MAR-M 509 Legierung auf Cobaltbasis mit einer typischerweise bekannten Zusammensetzung von 21,5% Cr, 10,5% Ni, 0,2% Ti, 0,6% C, 7% W, 3,S% Ta, 0,5% Zr, Rest Co, in dem wie gegossenen Zustand wurden 12 Stunden lang bei Temperaturen von 1232ºC, 1246ºC und 1260ºC (2250ºF, 2275ºF und 2300ºF) erhitzt. Dieses wurde durch einen Wärmezyklus von vier Stunden bei 1080ºC (1975ºF) unter Simulieren des Diffusionszyklus für das thermische Barrierenüberziehen verfolgt.
Die 1% Kriechlebensdauer wurde bei 982ºC (1800ºF) und 79,3 MPa (11,5 ksi) und bei 1093ºC (2000ºF) und 51,7 MPa (7,5 ksi) bestimmt. Die Ergebnisse, wie in Fig. 1 gezeigt, zeigen, daß die 1% Kriechlebensdauer einen Peak in den hergestellten Proben bei 1246ºC (2275ºF) in beiden Fällen hat, mit einer Verbesserung bei der unteren Testtemperatur von etwa 700% und bei der höheren Testtemperatur von etwa 200%, im Vergleich zu dem Grundlinienzustand von vier Stunden bei 1080ºC (1975ºF) bei wie-gegossenem Material.
Die Zeitbruchdehnung für ähnlich hergestellte Proben bei den gleichen Testtemperaturen, wie in Fig. 2 gezeigt, zeigte, daß diese Eigenschaft bei annähernd dem gleichen Niveau in den Proben, hergestellt unter Verwenden des Erfindungsverarbeitens, wie demjenigen der Basisprobe blieb. Ein Wärmezyklus von acht Stunden bei 1240ºC (2265ºF), gefolgt von einem Überzugsdiffusionszyklus von 1080ºC (1975ºF) für vier Stunden, führte zu einer Verbesserung in der Schlagfestigkeit von etwa 68% im Vergleich zu der Basisprobe.

BEISPIEL II

Ein Teil eines MAR-M 509 Gasturbinenmotorhochdruckturbinenflügels, enthaltend kühlende Löcher, wurde hergestellt unter Verwenden herkömmlicher chemischer Badaustreibungsverfahren unter Entfernen des Schutzüberzugs. Irgendwelcher verbleibender Oxidbelag wurde dann durch Erhitzen für vier Stunden bei 1204ºC (2200ºF) in einer Wasserstoffatmosphäre entfernt. Eine Mischung von 50 Gew.-% MAR-M 509 Pulver (44 um (Mikrometer) Durchmesser und feiner) und 50% AMS 4783 Pulver (44 um (Mikrometer) Durchmesser und feiner) wurde mit einem Bindemittel, basierend auf Ethylcellulose, Mineralöl und Wasser unter Bilden einer Paste gemischt.
Die Paste wurde über die kühlenden Löcher von einer Hälfte des Flügels ausgebreitet und in die kühlenden Löcher der anderen Hälfte des Flügels gepackt. Die kühlenden Löcher sind im allgemeinen leicht konisch, mit einem maximalen Durchmesser von 1,27 mm (0,050"). Die Probe wurde 15 Minuten lang im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) erhitzt, gekühlt, wodurch Plazierung des zusätzlichen Pulvers über den kühlenden Löchern, wie notwendig, erlaubt wurde, und weitere fünf Stunden im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) erhitzt.
Die Mikrostruktur des Füllstoffmaterials, wo das Pulver über die Oberfläche der Probe gesprüht war, ist in Fig. 3 gezeigt. Die MAR-M 509 Pulverteilchen sind nicht gleichmäßig über die Länge des Loches verteilt, sondern sind an dem oberen Ende des Loches konzentriert, während die ANS 4783 Teilchen nach Schmelzen eine Matrix gebildet haben, die in das Loch herabgeflossen ist, ohne eine angemessene Zahl der MAR-M 509 Teilchen entlang zu tragen.
Im Vergleich ist die Mikrostruktur des Füllstoffmaterials, wo das Pulver in die kühlenden Löcher gepackt war, in Fig. 4 gezeigt. Hier sind die MAR-M 509 Teilchen einheitlich über die Länge der Löcher verteilt, wobei die ANS 4783 Matrix einheitlich zwischen den Teilchen verteilt ist.

BEISPIEL III

Ein Teil eines MAR-M 509 Turbinenflügels mit verschiedenen Durchdickenrissen wurde gereinigt, wie in Beispiel II beschrieben. Etwas der gleichen Reparaturpulverpaste, wie in Beispiel II verwendet, wurde über die Risse gebracht, und die Probe wurde 15 Minuten lang im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) erhitzt, gekühlt und weitere fünf Stunden im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) erhitzt.
Der Risse wurden erfolgreich über die volle Dicke der Probe mit einer einheitlichen Dispersion des Reparaturpulvers gefüllt, wie in Fig. 5 gezeigt, für einen Riß mit einer Breite von 0,2 mm (0,008").

BEISPIEL IV

Ein Teil eines MAR-M 509 Turbinenflügels mit einem blinden Riß (ein Riß, der nicht vollständig durch die Dicke des Materials dringt) wurde, wie in Beispiel II beschrieben, gereinigt. Etwas der gleichen Reparaturpulverpaste, wie in Beispiel II verwendet, wurde über den Riß gebracht, und die Probe wurde 15 Minuten lang im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) erhitzt, gekühlt und weitere fünf Stunden im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) erhitzt.
Der Riß wurde erfolgreich bis zu der Rißspitze mit einer einheitlichen Dispersion des Reparaturpulvers gefüllt, wie in Fig. 6 gezeigt.

BEISPIEL V

Eine 1,0 mm (0,040") Spalte zwischen zwei 3,2 mm (0,125") dicken MAR-M 509 Platten wurde mit der gleichen Pulvermischung, wie in Beispiel II, gepackt. Die Probe wurde 15 Minuten lang im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) mit der vertikal orientierten Spalte erhitzt, gekühlt, um irgendwelches zusätzliche notwendige Pulver hinzuzufügen und zusätzliche fünf Stunden im Vakuum bei 1240ºC (2265ºF) erhitzt.
Dieses Verfahren füllte die Spalte erfolgreich mit dem in der Spalte verbleibenden Reparaturpulver, eher, als daß es herauslief, als das Pulver mit dem niedrigen Schmelzpunkt schmolz. Die Mikrostruktur ist ähnlich zu derjenigen in Fig. 4 gezeigten.
Obwohl diese Erfindung unter Verwenden von MAR-M 509 Legierung auf Cobaltbasis und eines Füllstoffmaterials, basierend auf AMS 4783 Hartlötmaterial, beschrieben worden ist, ist das dargestellte Konzept allgemein anwendbar auf andere fällungshärtbare Legierungen auf Cobaltbasis, wie beispielsweise WI-52 mit einer typisch bekannten Zusammensetzung von 21% Cr, 1,75% Fe, 11% W, 2% (NB + Ta), 0145% C, Rest Co, und MAR-M 302 mit einer Zusammensetzung von 21,5% Cr, 1% Fe, 10% W, 9% Ta, 0,85% C, 0,25% Zr, Rest Co, und auf andere Füllstoffmaterialien, welche metallurgisch kompatibel mit den Legierungen auf Cobaltbasis sind.
Es wird für einen Fachmann offensichtlich, daß diese Verfahren auch geeignet für Regenerieren oder Wiederherstellen der mechanischen Eigenschaften von Komponenten befunden werden, welche ausgedehnte Dienstzeiten bei erhöhten Temperaturen angetroffen haben, weil diese Komponenten grundsätzlich ähnlich zu denjenigen sind, die Reparatur für aufgetretenen Schaden benötigen, und zum Hinzufügen von Material zu der Oberfläche von Komponenten, die während Dienst erodiert oder zerstört worden sind, wodurch sie auf ihre ursprünglichen Dimensionen wiederhergestellt werden.
Es sollte verstanden werden, daß die Erfindung nicht auf die bestimmten gezeigten und hier beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist, sondern daß verschiedene Änderungen und Modifikationen gemacht werden können, ohne vom Umfang dieses neuen Konzepts, wie durch die folgenden Ansprüche definiert, abzuweichen.

Claims

1. Verfahren zum Reparieren von Fehlerstellen in einer Superlegierungsgasturbinenmotorkomponente auf Cobaltbasis, wobei die Superlegierung auf Cobaltbasis eine durch Fällung härtbare Co Legierung ist und eine Carbidlöslichkeitstemperatur hat, wobei das Verfahren besteht aus:

a. zur Verfügung stellen einer Pulvermischung, bestehend aus einem ersten Pulver mit einer Zusammensetzung, die die Zusammensetzung der Komponente ist, und einem zweiten Pulver, dessen Zusammensetzung die gleiche Basis hat wie die Komponente, unterschiedlich von dem ersten Pulver und metallurgisch kompatibel mit der Komponente ist und eine Menge eines Schmelzpunktdrückmittels enthält, wobei das erste Pulver einen Schmelzpunkt hat, und das zweite Pulver einen Schmelzpunkt hat, wobei der Schmelzpunkt des ersten Pulvers den Schmelzpunkt des zweiten Pulvers übersteigt,

b. Aufbringen der Pulvermischung auf die Komponente durch Packen oder Füllen in die Fehlerstellen und

c. Erhitzen der Komponente im Vakuum oder inerten Atmosphäre bei einer Temperatur größer als der Carbidlöslichkeitstemperatur der Komponente, und welche auch größer als der Schmelzpunkt des zweiten Pulvers aber kleiner als der Schmelzpunkt des ersten Pulvers ist, wobei das zweite Pulver geschmolzen wird und isotherm in die Komponente und das erste Pulver diffundiert wird, auf eine Temperatur innerhalb des Bereichs von 1232ºC-1260ºC (2250ºF-2300ºF) für ein bis 12 Stunden, wodurch Kriecheigenschaften der Komponente verbessert werden.

2. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Komponente mit einer Geschwindigkeit gleich oder größer als 20ºC/Min (35ºF/Min) gekühlt wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Komponente in einer Wasserstoffatmosphäre bei 1177ºC-1260ºC (2150-2300ºF) ein bis vier Stunden vor dem Reparaturverfahren gereinigt wird.

4. Verfahren nach Anspruch 1, wobei das zweite Pulver eine Zusammensetzung, bezogen auf das Gewicht, von 19% Cr, 16, 5% Ni, 8% Si, 4% W, 0,8% B, 0,4% C, Rest Co hat.

5. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Pulvermischung in die Fehlerstellen gepackt wird.

6. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Komponente im Vakuum oder inerten Atmosphäre bei 1232ºC-1260ºC (2250-2300ºF) vier bis acht Stunden erhitzt wird.

7. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Fehlerstellen Risse mit einer Breite bis zu 1,0 mm (0,040") sind.

8. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Fehlerstellen Löcher mit einem Durchmesser bis zu 1,27 mm (0,050") sind.

9. Verfahren nach Anspruch 1, einschließend die zusätzlichen Stufen von:

a. Aufbringen von MCrAlY Typ Überzug als Schutzüberzug auf die Oberfläche der Komponente und

b. Erhitzen der Komponente in Argon bei 1080ºC (1975ºF) vier Stunden lang.

10. Verfahren nach Anspruch 1, einschließend die zusätzlichen Stufen von:

a. Aufbringen eines Aluminiumtypüberzugs als Schutzüberzug auf die Oberfläche der Komponente und

b. Erhitzen der Komponente in Argon bei 1074ºC (1965ºF) 24 Stunden lang.